Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Projekt 2  Projekt wstępny
Projekt drugi, zatytułowany  Projekt wstępny składa się z dwóch części:
1. oszacowanie wybranych (podstawowych) parametrów geometrycznych i
masowych statku powietrznego,
2. rysunek w trzech rzutach projektowanego samolotu (szybowca, śmigłowca).
Niniejszy projekt powinien mieć formę opisaną w Wymaganiach, rysunek powinien
być wykonany na formacie nie mniejszym niż A3. Sposób oszacowania podstawowych
parametrów geometrycznych zależy od rodzaju statku powietrznego (samolot, szybowiec,
śmigłowiec), jego przeznaczenia, rozmiarów, itp. Typowy sposób dla różnych rodzajów
SP zostanie zaprezentowany poniżej. Należy mieć na uwadze, że zaprezentowane poniżej
metody są bardzo uproszczone i pozwalają na uwzględnienie jedynie wybranych cech
geometrycznych i masowych.
Estymacja masy
Prędkość
Powierzchnia płata
przeciągnięcia
Oszacowanie oporu
mocy/ciągu niezbędnego
Korekcja
masy paliwa
Wybór zespołu
napędowego
Oszacowanie zasięgu
i wymaganej ilości paliwa
Czy wystarczy
paliwa ?
NIE
TAK
O.K.
Rys.1 - Schemat wstępnego doboru masy
1 Samoloty
Przy szacowaniu podstawowych cech geometrycznych samolotu zakładamy, że
postawione są następujące wymagania [1]:
" masa płatna (udz
wig samolotu),
" prędkość przelotowa,
1/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
" pułap przelotowy,
" zasięg samolotu
" rodzaj przepisów stosowny do projektowanego samolotu (np. JAR-23).
Ponadto na podstawie danych statystycznych znajdujemy niektóre bezwymiarowe dane
masowe, geometryczne i aerodynamiczne (np. udział masy własnej w masie całkowitej,
wydłużenie geometryczne, współczynnik Oswalda, itp.) Wynikiem tego etapu powinno
być oszacowanie masy całkowitej, masy paliwa i podstawowych wymiarów samolotu.
Sposób postępowania pokazuje schemat blokowy (Rys.1). Przedstawiam on przykład
iteracyjnego wyznaczania masy paliwa a w konsekwencji również pozostałych
parametrów. W schemacie tym można wyszczególnić następujące etapy:
Estymacja masy  w tym celu należy zgromadzić dane o bezwymiarowych udziałach
struktury (pusty samolot)
We
We =
(1)
WTO
i paliwa w masie całkowitej
Wf
Wf =
(2)
WTO
Bezwymiarowe udziały masowe należy określić na podstawie analizy statystycznej
(trendów). Pomocne mogą być również wykresy pokazane na Rys.2-3.
Rys.2 - Udział masy własnej w masie całkowitej samolotu śmigłowego (wg. Anderson [2])
2/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Rys.3 - Udział masy własnej w masie całkowitej samolotu odrzutowego (wg. Anderson [2])
Rys.4 - Udział masy własnej w masie całkowitej dla różnych typów samolotów (wg. Raymer [5])
3/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Masę całkowitą możemy wyznaczyć z zależności:
Wp
WTO =
(3)
1- We - Wf
gdzie:
W  masa całkowita (maksymalna startowa),
TO
W  masa płatna,
p
W  masa samolotu pustego,
e
W  masa paliwa.
f
Wf = Wf Å" WTO
Masę paliwa wyznaczamy po przekształceniu zależności (2) 
Wyznaczenie powierzchni nośnej (płata) dokonujemy wykorzystując warunek
prędkości minimalnej (przeciągnięcia). Prędkość minimalną określamy na podstawie
analizy trendów i sprawdzamy dodatkowo wymagania przepisów dotyczące prędkości
przeciągnięcia (JAR 22.49(b), JAR 23.49(c), JAR VLA.49(b)). Należy przy tym określić
wg jakich przepisów projektowany samolot będzie certyfikowany, na podstawie
informacji zawartych w Rozdziałach  A .
Powierzchnię nośną wyznaczamy korzystając równania równowagi dla lotu przy
prędkości minimalnej:
Pz (Vmin) = Q
(4)
gdzie:
P (V )  siła nośna przy prędkości minimalnej,
z min
Q  ciężar samolotu.
Równanie (4) po rozwinięciu przyjmie postać:
2
1
Á SVminCz, max = Q
(5)
2
stąd szukana powierzchnia nośna:
2Q
S =
(6)
2
Á VminCz, max
gdzie:
Á - gÄ™stość powietrza na poziomie morza,
C  maksymalna wartość współczynnika siły nośnej.
z, max
Do wyznaczenia powierzchni nośnej konieczne jest jeszcze oszacowanie maksymalnej
wartości współczynnika siły nośnej. Istotne jest sprawdzenie dla jakiej konfiguracji
(gładka, do startu, do lądowania, itp.) stawiany jest wymóg prędkości przeciągnięcia,
bowiem C zależy silnie od mechanizacji płata. Przyrosty współczynnika siły nośnej
z, max
profilu dla różnych rodzajów klap pokazuje tabela 1, a rodzaje klap Rys.5
4/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
" Cz
Rodzaj mechanizacji skrzydła
Cz, max 100%
Skrzela 55& 65
Klapa przednia 50& 60
Klapa zwykła 65& 75
Klapa krokodylowa 75& 85
Klapa szczelinowa 85& 95
Klapa krokodylowa przesuwna 85& 95
Klapa Fowlera 110& 130
Dwuszczelinowa klapa przesuwna 130& 150
Tabela 1  Efektywność mechanizacji skrzydła (wg Cymerkiewicz [3])
klapa zwykła
klapa krokodylowa
klapa zewnętrzna
klapa szczelinowa
klapa dwuszczelinowa
skrzela
Rys. 5  Typy klap (wg Abbot [4])
Przyrost współczynnika siły nośnej dotyczy sytuacji, gdy klapa (lub inna mechanizacja
skrzydła) obejmuje pełną rozpiętość płata. Takie rozwiązania stosuje się dość rzadko.
Przy częściowej rozpiętości klapy przyjąć można, że przyrost współczynnika od klap jest
wprost proporcjonalny do części powierzchni płata objętej przez klapę (Rys.6)
Tym samym przyrost współczynnika siły nośnej można wyznaczyć z zależności:
SF
" Cz = " Cz, profilu
(7).
S
5/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Rys.6  Definicja obszaru zajętego przez klapy
Przykład:
SF
Dane: = 40 %, klapa zwykła ("C / C = 0.7) , C = 1.6
z z,max profilu z,max profilu
S
Cz,max = 0.9Å"1.6Å" (1+ 0.7 Å" 0.4) = 1.84
Uwaga:
współczynnik 0.9 to przeciętne zmniejszenie maksymalnego współczynnika
siły nośnej, przy przeliczeniu z opływu dwuwymiarowego (profil) na trójwymiarowy
(skrzydło); dla zwykłych profili można przyjąć, że C = 1.5& 1.6.
z, max profilu
Opór samolotu w warunkach przelotowych można wyznaczyć przyjmując założenie, że
opór całkowity jest sumą oporu minimalnego i indukowanego:
Cx = Cx, min + Cx i
(8)
Współczynnik oporu minimalnego możemy oszacować na podstawie danych zawartych
w Tabelach 2-3 i Rys.7.
Tabela 2  Typowe wartości współczynnika oporu minimalnego (tarcia powierzchniowego)
odniesione do powierzchni opływanej (wg Raymer [5])
Swet
CD = C
C - subsonic
fe
fe
0
Sref
Bomber and civil transport 0.0030
Military cargo (high upsweep fuselage) 0.0035
Navy Force fighter 0.0035
Navy fighter 0.0040
Clean supersonic cruise aircraft 0.0025
Light aircraft - single engine 0.0055
Light aircraft - twin engine 0.0045
Prop seaplane 0.0065
Jet seaplane 0.0040
6/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Rys.7  Powierzchni opływana w odniesieniu do powierzchni nośnej (referencyjnej)
dla różnych typów samolotów (wg Raymer [5])
Tabela 3  Zestawienie danych dotyczących oporów samolotu (wg [6])
Rodzaj samolotu Cx, min
Jednopłaty i dwupłaty z niechowanym podwoziem, zastrzałami i stójkami, niezbyt starannie 0,10& 0,05
oprofilowane
Dwupłaty z niechowanym podwoziem, ale staranniej oprofilowane 0,06& 0,04
Jednopłaty z niechowanym podwoziem ale staranniej oprofilowane 0,04& 0,03
Dwupłaty z chowanym podwoziem, również starannie oprofilowane 0,04& 0,03
Nowoczesne jednopłaty z chowanym podwoziem, starannie oprofilowane:
jednosilnikowe, małe - turystyczne i szkolne 0,03& 0,025
(nawet 0,020)
jednosilnikowe duże - myśliwskie 0,025& 0,020
dwu- i więcej silnikowe - transportowe 0,030& 0,025
(duże samoloty nawet do 0,020)
dwu- i więcej silnikowe - bombowe myśliwskie 0,025& 0,020
samoloty odrzutowe, bardzo starannie oprofilowane 0,012& 0,015
latające skrzydło 0,010
Aby wyznaczyć opór indukowany, należy najpierw obliczyć wartość współczynnika siły
nośnej potrzebnego do lotu w warunkach przelotowych. Wykorzystujemy do tego
zależność (5), ale dostosowaną do zdefiniowanych na wstępie: prędkości i pułapu.
2Q
Cz =
(9)
2
Á (h)Vprzel.S
gdzie:
Á(h)  gÄ™stość powietrza odpowiadajÄ…ca wysokoÅ›ci przelotowej,
V  prędkość przelotowa.
przel
7/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Współczynnik oporu indukowanego możemy wyznaczyć z zależności:
2
Cz
Cxi = (10)
Ä„ › e
gdzie:
› - wydÅ‚użenie geometryczne skrzydÅ‚a ( ),
b2 / S
e  współczynnik Oswalda (na potrzeby projektu można przyjąć wartości 0.6-0.8).
Całkowitą siłę oporu liczymy ze wzoru:
2
1
Px = Á (h)SVprzelCx
(11)
2
Zakładamy, że siła oporu jest równoważona przez ciąg silników, w jakie wyposażony jest
samolot, a zatem ciąg niezbędny do lotu poziomego jest równy sile oporu. Wyznaczenie
wartości ciągu/mocy rozporządzalnej, a tym samym poszukiwanych charakterystyk
zespołów napędowych, dokonujemy poprzez uwzględnienie zapasu ciągu (oraz
sprawności śmigła w przypadku napędu śmigłowego). Ciągu niezbędny wyznaczony dla
przypadku przelotowego stanowi do 75% ciągu rozporządzalnego (dla lekkich samolotów
jednosilnikowych). Samoloty wielosilnikowe, zwłaszcza pasażerskie czy bojowe mają
dużo większy nadmiar ciągu. W przypadku samolotów komunikacyjnych połowa
silników musi wystarczyć na lot ze wznoszeniem. Wynika z tego, że ciąg rozporządzalny
musi być ponad dwa razy większy od ciągu niezbędnego. W samolotach bojowych ciąg
określany jest często w stosunku do ciężaru startowego (Tabela 4).
Tabela 4  Typowe wartości obciążenia ciągu oraz C dla różnych typów samolotów
z,max
W przypadku napędu śmigłowego należy dodatkowo uwzględnić sprawność śmigła,
którą w pierwszym przybliżeniu można przyjąć równą 80%. Zatem moc zespołu
napędowego wyznaczymy ze związku:
T Å" V
N =
(12)
0.8
gdzie:
T  ciąg zespołu napędowego,
N  moc zespołu napędowego,
V  prędkość lotu.
Wyboru zespołu napędowego dokonujemy ma podstawie danych katalogowych
(książkowych [7]). Wybrany zespół napędowy musi charakteryzować się odpowiednim
ciągiem (mocą), zgodną z wartościami wyznaczonymi w poprzednim punkcie. Należy
zwrócić uwagę na gabaryty silników i ich jednostkowe zużycie paliwa.
8/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Oszacowanie zasięgu samolotu zaczynamy od wyznaczenia ciągu lub mocy niezbędnej
do lotu poziomego w warunkach zdefiniowanych jako przelotowe. Ciąg niezbędny
wyznaczamy bezpośrednio ze wzoru (11):
TN = Px
(13)
a moc w przypadku napędu śmigłowego z zależności (12):
TN Å" Vprzel
NN = (14)
0.8
Z danych silników, odczytujemy jednostkowe zużycie paliwa q (Specific Fuel
e
Consumption  SFC). Dla silników śmigłowych SFC mierzy się w [kg/kWh] a dla
silników odrzutowych w [kg/daNh]. Mając zużycie jednostkowe oraz moc niezbędną
możemy wyznaczyć zużycie na jednostkę czasu [kg/h] stosując zależności:
qT = NNqe lub qT = TNqe
(13)
Należy pamiętać przy tym o zapewnieniu zgodności jednostek podczas obliczeń.
Kolejnym krokiem jest wyznaczenie teoretycznej długotrwałości lotu ze wzoru:
mf
T =
(14)
qT
Otrzymaną wartość zmniejszamy o pół godziny zapasu i po 10 minut na start i lądowanie
i mnożymy przez prędkość przelotową otrzymując zasięg samolotu:
L = Vprzel (T - 50min)
(15)
Otrzymany zasięg porównujemy wartością założoną w wymaganiach. Jeżeli różnica jest
większa niż 10% obliczamy masę paliwa potrzebną do uzyskania wymaganego zasięgu i
powtarzamy obliczenia wg schematu z Rys.1.
Uwaga: W obliczeniach osiągów samolotu wór postaci (15) nie wystarcza i stosuje się
inne zależności (np. wzór Breguet a) uwzględniające zmianę masy podczas lotu. Na
potrzeby pierwszych szacunków poczynione uproszczenia są akceptowalne.
2 Szybowce
Przy szacowaniu podstawowych cech geometrycznych szybowca zakładamy, że
postawione są następujące wymagania:
Cz
" maksymalna doskonałość ( ),
Cx
" prędkość optymalną (maksymalnej doskonałości),
" opadanie minimalne,
" prędkość ekonomiczną (minimalnego opadania).
Ponadto na podstawie danych (analizy trendów) ustalamy masę szybowca, w tym masę
ewentualnego balastu wodnego. Wynikiem tego etapu powinno być oszacowanie
powierzchni nośnej szybowca i wydłużenia koniecznych do uzyskania wymaganych
osiągów.
9/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Podstawy teoretyczne i niezbędne zależności można znalez
ć w Przewodnika po
projektach z Mechaniki Lotu (projekt: Biegunowa prędkości).
Schemat postępowania w tym przypadku jest następujący:
1. wyznaczenie powierzchni nośnej i wydłużenia skrzydła,
2. określenie oporu minimalnego z wymogu prędkości optymalnej,
3. określenie wydłużenia na podstawie wymogu max. doskonałości,
4. porównanie otrzymanych wydłużeń z p. 1 i 3,
5. obliczenie pozostałych charakterystycznych prędkości i porównanie z
postawionymi wymaganiami.
Wyznaczenie powierzchni nośnej i wydłużenia skrzydła wykonujemy podobnie jak w
przypadku samolotu, wykorzystując zależność (6). Do tego celu potrzebne jest
oszacowanie masy szybowca, które należy zrobić w oparciu o analizę trendów.
Maksymalną wartość współczynnika siły nośnej można przyjąć z przedziału
(1.5-1.7). Prędkość minimalną określamy na podstawie trendów, sprawdzając
jednocześnie jej zgodność z przepisami JAR 22.49(b). Rozpiętość ustalamy na podstawie
klasy szybowca i analizy trendów. Wydłużenie geometryczne wyznaczamy z definicji (
).
b2 / S
Określenie oporu minimalnego wyznaczamy z założonej prędkości optymalnej [8]:
2m g
Vopt =
(16)
Á S Ä„ › Cx0
e
po przekształceniu otrzymamy:
2
ëÅ‚ öÅ‚
1 2m g
ìÅ‚ ÷Å‚
Cx0 = (17)
2
ìÅ‚
Ä„ › Á SVopt ÷Å‚
e
íÅ‚ Å‚Å‚
Określenie wydłużenia na podstawie wymogu maksymalnej doskonałości, którą
korzystając z zależności na prędkość optymalną i opadanie optymalne można zapisać
jako:
Vopt Ä„ › e
Kmax = =
(18)
wopt 4Cx0
stÄ…d:
2
4Cx0Kmax
› = (19)
e
Ä„
gdzie: K  maksymalna doskonałość aerodynamiczna szybowca.
max
Porównanie wartości wydłużenia otrzymane z definicji i z wymogu na maksymalną
doskonałość nie powinny różnić się znacząco, jeżeli przyjęte założenia są realistyczne.
Jeśli różnice są znaczące należy sprawdzić założenia i obliczenia (zwrócić szczególną
uwagę na używane jednostki), w ostateczności problem skonsultować z prowadzącym.
Obliczenie pozostałych charakterystycznych prędkości należy wykonać stosując
wzory z pracy [8]. Otrzymane wyniki należy skomentować.
10/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
3 Śmigłowce
Oszacowanie podstawowych cech geometrycznych śmigłowca jest dużo trudniejsze
niż w przypadku samolotu czy śmigłowca. Jest to związane z dużo silniejszym
sprzęgnięciem jednostek napędowym z układem nośnym, czyli wirnikiem. Więcej na
temat doboru różnych parametrów geometrycznych i masowych można znalez
ć w pracy
[9]. Algorytm doboru podstawowych parametrów geometrycznych wirnika nośnego,
przedstawiony poniżej, został opracowany na podstawie [10].
Założenia:
" Prędkość maksymalna  V
max
" maksymalny ciężar  W
TO
" obciążenie dysku wirnika (É=W /Ä„R2)  z danych statystycznych (analizy
TO
trendów)
Podstawowe definicje:
Jedną z podstawowych wielkości charakteryzujących wirnik nośny jest
współczynnik wypełnienia, będący stosunkiem rzeczywistej powierzchni nośnej wirnika i
powierzchni koła wyznaczonego przez wirnik (dysku wirnika):
Ab NcR Nc
à = = =
(20)
A Ä„ R2 Ä„ R
gdzie:
N  liczba Å‚opat wirnika,
c  cięciwa łopat wirnika,
R  promień wirnika,
A=Ä„R2  powierzchnia dysku wirnika,
A  rzeczywista powierzchnia nośna wirnika
b
Podobnie jak w przypadku bezwymiarowego współczynnika siły nośnej, definiuje się
współczynnik ciągu wirnika, wyrażający się wzorem:
T
CT =
(21)
Á A(&! R)2
gdzie:
T  ciÄ…g wirnika.
Definiujemy ponadto bezwymiarowy współczynnik obciążenia łopat wirnika:
CT T A T
= =
(22)
à Á A(&! R)2 Ab Á Ab(&! R)2
Współczynnik ten można opisać następującą zależnością od średniego współczynnika
siły nośnej na łopacie wirnika:
CT CL
(23)
=
à 6
11/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
CT
Ponieważ C przyjmuje przeciętne wartości (0.3-0.6), stąd przyjmuje wartości z
L
Ã
przedziału (0.05-0.1)  na potrzeby niniejszego projektu proponuje się przyjęcie
wartości 0.07.
Obliczenia:
Zakładamy, że ciężar śmigłowca jest równoważony przez ciąg wirnika a końcówki łopat
nie mogą przekroczyć prędkości krytycznej (V = 0.7 Ma). Z wyrażenia (22) otrzymamy
KR
wtedy:
CT WTO WTO 1
= =
(23)
2
à Á Ab(&! R)2 Á VKR NcR
skąd powierzchnia nośna wirnika:
WTO Ã
NcR =
(24)
2
Á VKR CT
Wykorzystując dane obciążenie dysku wirnika, możemy obliczyć jego promień:
WTO
R = (25)
Ä„ É
Możemy teraz wyznaczyć wydłużenie łopaty:
R NR2 R2 R2
= = N = N
(25)
c NcR NcR Ab
Otrzymany wzór uzależnia wydłużenie od liczby łopat (N). Oczywiście N musi spełniać
następujące warunki: N musi być liczbą naturalną i N e" 2. Doboru liczby łopat
dokonujemy poprzez porównanie wydłużenia dla kilku wartości N z wydłużeniem łopat
istniejących śmigłowców.
4 Projekt wstępny
Końcowy etapem niniejszego projektu jest rysunek w trzech rzutach projektowanego
samolotu, szybowca czy śmigłowca. Podczas rysowania (projektowania) należy kierować
się danymi statystycznymi oraz pomocami do ustalenia geometrii kadłubów, usterzeń i
podwozi.
12/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny
Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa Politechniki Warszawskiej - Zakład Samolotów i Śmigłowców
Literatura:
1. H.C.  Skip Smith, The Illustrated Guide to Aerodynamics, TAB Books,
McGraw-Hill, Inc., 1992
2. John D. Anderson, Jr., Aircraft Performance and Design, McGraw-Hill, 1999
3. R. Cymerkiewicz, Budowa samolotów, WKiA
, Warszawa 1982.
4. Ira H. Abbot, Albert E. von Doenhoff, Theory of Wing Section, Dover Publications
Inc., New York, 1958
5. D.P. Raymer, Aircraft Design, a Conceptual Approach, AIAA Education Series,
1999
6. R. Aleksandrowicz, W. A
ucjanek, J. Maryniak, Załącznik do zbioru zadań z
Mechaniki Lotu, PWN, Warszawa-A
ódz
1962.
7. E. Cichosz, W. Kordziński, M. A
yżwiński, S. Szczeciński: Charakterystyka i
zastosowanie napędów, Seria: Napędy Lotnicze, WKiA
Warszawa 1980,
8. Z. Paturski, Przewodnik po projektach z Mechaniki Lotu, wyd.4.1,
http://zmold.meil.pw.edu.pl/mech_lot/preamb_0_1.htm
9. K. Szabelski, B. Jancelewicz, W. A
ucjanek: Wstęp do konstrukcji śmigłowców;
WKiA
Warszawa 1995
10. J. Sedon, Basic Helicopter Aerodynamics, AIAA Education Series, 1990
13/13
Tomasz Grabowski - Samoloty, Śmigłowce, Rakiety - Materiały pomocnicze: Projekt wstępny